涂层厚度分布的分析,判别方法

某型号导弹的防热结构设计是通过在舱段壳体表面喷涂烧蚀防热涂层来实现的，防热涂层厚度的测量值只能是单个单个点的厚度测量值。舱段壳体表面有无穷多个点，仅用几个测量点的厚度值来判断、描述速过壳体表面涂层的厚度情况是远远不够的。本文对该型号导弹舱段壳体表面防热涂层喷涂「完毕后，涂层厚度值在什么范围之内，其置信度如何，是否超差等情况，用一种概率统计的方法进行了分析、判断。本文可以作为检验涂层厚度、判别涂层厚     

胶接装配技术在弹头造中的应用

弹头防热结构采用套装胶接技术,选用以环氧树脂为基料的HYJ—16和HYJ—29两种耐热结构胶粘剂,将防热层、隔热层和承力构件组合在一起,具有良好的整体刚度和相容性,以保障弹头在飞行和再入大气层环境下的使用要求。弹头引信天线窗采用镶嵌胶接技术,选用多种硅橡胶类胶粘剂及导电胶,解决难粘并具有脆性的材料——石英玻璃的胶接、匹配问题,保证了引信天线窗的防热密封汝导电功能。弹头加温元件的制造及其与弹头舱壁的装配,选用单组份室温熟化硅橡胶取代早期制造用的脲醛树脂与装配用的酚醛树脂,取得良好的胶接效果。胶接装配技术在航天产品制造中推向新阶段的途径在于解决耐高温胶粘剂的实际应用难点及复合连接工艺的实施。     

防热层喷涂设备研制

将机电一体化技术与防热涂料喷涂经验相结合,研制出舱体内、外防热涂料自动化喷涂的工艺及其设备,提高了生产效率和产品质量,解决了喷涂料液搅拌不均匀问题,节约了喷涂料,显著改善劳动强度大、劳动环境极差的工况。     

温度交变环境下防热结构胶层厚度设计

再入返回式航天器飞行过程中,在轨温度交变环境下防热结构胶接热应力一直是航天器可靠性设计的关注內容恼乱浴爸忻芏确廊炔牧?硅橡胶-金属“”的胶接结构作为对象,针对典型的低地球轨道温度交变环境,选取±100℃/5个循环环境作为分析条件,用ANSYSWorkbench建立了结构有限元分析模型,考察了不同胶层厚度对于结构热应力及热变形的影响。基于有限元计算结果、热应力理论及胶接工艺分析,给出了温度交变环境下防热结构的胶层厚度设计结果.该有限元模型分析方法可为防热结构热匹配特性研究和设计提供基础依据。     

烧蚀防热层与结构耦合热传导分析的交替计算法

考虑到法向热流远高于气流方向热流的特征,烧蚀层简化为沿法线方向的一维移动相变边界传热模型,用有限差分法求解,而弹身、弹翼等结构则用三维有限元热传导模型求解。为了将专用的一维移动相变边界热传导分析程序与通用的三维结构有限元热传导分析程序相结合,引入了涂层—结构—涂层交替计算方法。通过交替计算,最终使烧蚀层与结构的界面满足温度相等、热流平衡的传热协调条件。采用自行编制的烧蚀层热传导计算程序结合通用有限元程序(NASTRAN)计算带有烧蚀防热涂层的弹身和弹翼两个算例,验证了交替计算的收敛性。     

固体火箭发动机外防热涂层用改性硅烷粘接剂性能研究

固体火箭发动机外防热涂层体系包括钢壳体/底漆/粘接剂/涂层/面漆,其中粘接剂用于底漆和涂层间的粘接。目前常用粘接剂为多种硅烷混合物,由于受环境温湿度的影响大,导致发动机外防热涂层在热考核中易发生界面脱粘。为了提高界面粘接的可靠性,以发动机钢壳体基材和硅橡胶基外防热涂层为研究对象,开展了硅烷粘接剂的研制工作。以多烷基硅烷和氨基化合物为原料,分别制备了氨基改性硅烷DTJ-1和酰胺基改性硅烷DTJ-2,采用红外光谱(FT-IR)、核磁共振(NMR)、X射线能谱(EDS)以及接触角(CA)等手段进行了表征分析,并开展了粘接性能和热考核试验。结果表明,DTJ-2的常温、高温粘接强度分别为1.221 MPa和0.48 MPa,均优于DTJ-X的1.069 MPa和0.34 MPa,且通过了石英灯加热考核和动态电弧风洞试验。     

铝丝氧—乙炔火焰喷涂的试验研究

前言 喷涂技术是提高产品的性能,延长使用寿命的一种比较好的表面处理技术。 我厂生产的面包炉炉膛内工作环境是高温、高湿,因此钢件易被腐蚀。为了提高炉膛钢件的抗腐蚀性,我们进行了铝丝氧—乙炔火焰喷涂的试验研究,通过喷涂工艺试验,摸索到较合理的喷涂工艺过程,掌握了喷涂工艺参数。通过一系列理化试验,对铝涂层的质量进行     

新型外防热涂料405—21C喷涂工艺

外防热涂料是导弹及航天器正常飞行和仪器仪表正常工作的必要保证。４０５－２１Ｃ涂料是一种新型的高固分外防热涂料。本文着重介绍通过大量实验摸索出来的涂料喷涂工艺。该工艺在某型号研制、定型过程中运用，均满足设计要求。     

钛合金氧化铝复合材料的制备

采用自蔓高温合成（ＳＨＳ）工艺制备了钛合金氧化铝复合粉体，并经热压烧结制成钛合金氧化铝复合材料，测定了该复合材料的主要性能，就有关问题作了分析和探讨。     

高超声速飞行器翼面前缘半主动金属热防护系统设计与分析

针对高超声速飞行器翼面前缘的热防护,文章设计了一种基于热管的半主动金属热防护系统。设计中使用工程估算方法预测了翼面前缘的气动热环境,并采用有限元法对高温合金翼面前缘结构进行了热固耦合分析和强度考核。分析结果表明:在马赫数为5~8的飞行状态下,热管可以有效地降低高超声速飞行器翼面前缘峰值温度达23%~31%,且呈现飞行马赫数越高则峰值温度降低幅度越大的趋势;同时热管还可以降低翼面前缘结构温差达90%以上,从而极大地减小由于温差而导致的热应变和内部应力。因此,将基于热管的半主动金属热防护系统应用于高超声速飞行器翼面前缘可以真正实现结构防热一体化,有助于获得较好的防热和减重效果。     

俄高校开展高超飞行器防热材料最优组合研究

正俄罗斯托木斯克国立大学的研究人员对高超声速飞行器防热材料的最优组合进行了研究。在研究过程中,借助所编写的软件在接近真实高超声速飞行环境下测试了系列航天防热材料——碳纤维与多孔金属(钢与钨),测试中材料承载高温与压力。通过研究明确了辐射对流加热对防热涂层及其力热损     

栅格翼在减小火箭残骸落点散布上的应用

文章利用栅格翼高气动效率、高阻力的特点,探索其在火箭芯一级残骸落点散布控制上的应用。首先介绍了栅格翼气动性能分析采用的数值模拟方法,通过与试验数据对比,验证了方法的可靠性。针对火箭芯一级箭体,开展了栅格翼设计研究,给出了详细的栅格翼几何尺寸,分析了其在亚跨超声速阶段气动性能,通过6自由度蒙特卡罗弹道拉偏仿真,对比了栅格翼安装前后火箭芯一级残骸落点散布范围。结果表明,火箭芯一级加装栅格翼后,上升段折叠安装,阻力增量较小,超声速阶段阻力增量2%以内;再入段栅格翼打开,小迎角范围内火箭芯一级残骸压心后移明显,气动稳定性增强;芯一级残骸进入大气层后飞行姿态迅速振荡收敛,残骸落点散布范围大幅缩小,安装栅格翼后火箭芯一级落点散布面积减小约76%,这种基于稳定栅格翼进行落点控制的方法具有机械结构简单,易于工程实现的特点,适用于各类运载火箭的改造,可大幅度减小落区的范围。     

室温固化RT-Ⅲ防热涂层及其应用

介绍了RT-Ⅲ防热涂料的性能,并分析了增加研磨工序后,由于填料颗粒度降低给涂层力学性能和隔热效果带来的影响。在特定环境下,经风洞试验,0.5mm厚的防热涂层比无涂层的基材背温降低约200℃左右;目前,该涂料已成功地用于固体火箭发动机外防热和火箭的舵面、舱体的防热。     

双组元推力室热防护涂层工艺技术研究

针对双组元姿轨控发动机推力室铌铪合金材料的高温抗氧化防护进行了涂层工艺技术研究,在合金表面制备了Si-Cr-Ti体系硅化物涂层,通过真空烧结、高温抗氧化和热震试验、显微组织分析,对涂层的成型过程、形貌、组织结构、性能和防护机理进行了分析。结果表明,通过真空烧结形成了过渡/结合层、致密层和疏松层结构的硅化物涂层,过渡层分布均匀,致密层厚实,疏松层相对较薄且成型较好,经过两代工艺优化,涂层在1 700℃下的氧化寿命达到7 h,1 400~8 00℃空冷热震循环寿命达到4 500次,在热试车考核过程中涂层最高工作温度可达到1 350℃,试后涂层依然具有一定厚度的致密层,具有高温防护作用,满足型号对涂层性能的要求。     

统一热管理的疏导式防热系统概念研究

对各种防热、热控机理基本规律进行了梳理和研究,认为要进一步提高系统性能,需要进行结构、防热、热控一体化设计。基于这种设计思想,提出了一种将航天器防热、热控和结构相结合的“统一热管理的疏导式防热系统”,在传统防热机制的基础上,加入原先主要用于热控的各种热传输机制,进行防热、热控和结构等子系统间热的统一管理。应用这种系统,可提高防热效果,减轻飞行器的结构重量,减轻高热流区材料与结构的耐温负担,有可能实现长时间、超高速大气层机动飞行器的前缘尖化,还可使整个防热层趋于等温,易于热控处理,减小结构热应力。文章还分析了疏导式防热系统的应用前景,并针对几种典型的航天器（尖鼻锥和尖翼前缘的高超声速巡航飞行器、返回式航天器和载人飞船）提出若干适用的疏导式防热系统的方案设想。     

钝化前缘对栅格翼激波干扰与热流分布的影响

采用数值模拟与工程计算相结合的方法对高超音速栅格翼进行了研究,分析了在高超音速 情况下,栅格翼激波干扰对前缘钝度的敏感性以及对栅格翼热流分布产生的影响。结果表明 ：在同等栅格间距下,产生激波干扰的第三临界马赫数随栅格翼前缘钝度的增大而增加,传 统的尖前缘栅格翼理论不适用于钝化前缘外形。另外,激波干扰在栅格翼表面会产生局部的 高热流区域,但此热流峰值与前缘驻点相比仍然较低,因此对栅格翼热防护无额外影响。

     

带纤维涂料的喷涂工艺

在涂料中混入纤维材料增强,我国古已有之。当前,在涂料中混入适量短纤维材料是为适应国防科研尖端上的一些特殊要求。其目的是为改善涂层在常温、低温以及高温静态乃至超音速气动冲刷下的机械性能。现就喷涂工艺及涂层性能试验作介绍。     

TiAl基合金表面低真空制备SiO_2涂层的工艺研究

为解决Ti Al基合金在750℃以上的抗高温氧化性能不足的问题,提出了采用溶胶凝胶法在其表面进行低真空制备SiO_2涂层的工艺方法。本文研究了涂膜次数对涂层表面形貌的影响,并对涂层厚度,涂层结合力,热处理后Ti Al基体抗高温氧化性等方面进行了研究,从而确定了低真空制备SiO_2涂层的可行性工艺方案。涂膜次数三层时,在Ti Al表面可以获得良好附着力和致密性高的SiO_2薄膜;在800℃高温氧化测试中,未涂膜试样氧化8h后增重2.333mg/cm2,三层涂膜试样氧化504h氧化增重仅为0.2143mg/cm2且表面没有出现剥落现象,大大提高了基体的抗高温氧化性能。     

硅化物涂层对铌钨合金的热防护行为研究

钨合金作为轨姿控液体火箭发动机推力室身部的主要结构材料,在工作环境中易发生氧化粉化,必须在合金表面涂覆高温抗氧化涂层。利用涂覆及真空烧结复合工艺在铌钨合金表面制备高温抗氧化涂层,研究硅化物涂层对铌钨合金的热防护行为,包括涂层成型过程、高温抗氧化行为、高温抗热震行为及试车热冲刷行为等,试验结果为:涂层在1700℃下的氧化寿命为11±0.78 h,1800℃下的氧化寿命为5±0.46 h,1650℃~室温的水冷热震循环次数为124±9次,1600~800℃下的空冷热震循环次数为3410±124次,并且在热试车考核中涂层通过了长程10000 s的考核,分析硅化物涂层的性能和失效机制,总结了硅化物涂层的热防护机理,研究的新型硅化物涂层在高温条件下具有较好的性能。     

栅格翼气动特性及其应用研究综述

从实验研究、工程估算、数值模拟三方面综述了栅格翼气动特性研究方法及研究现状;概述了栅格翼主要气动特性;总结了弧形、整体后(前)掠、局部后掠等格翼新颖几何构型研究进展;全面概述了栅格翼在国内外各类型飞行器上应用情况及主要用途。针对格翼设计应用过程的瓶颈问题,分析展望了栅格翼相关领域需要关注和解决的关键问题。